主轴轴承是航空发动机回转主轴的支撑零件,多在复杂苛刻工况环境中服役,如高重载的持续作用、超高的dn值、高温、高低温交变和摩擦副润滑状态的改变等,这些都会造成接触副高剪切应力和表面高接触应力,导致接触配副材料滚动接触疲劳损伤加速,出现早期疲劳失效。随着航空工业的不断发展,航空发动机的主轴轴承工况温度超过300℃,dn值超过3×106 mm·r/min,在这种工况下,发动机主轴轴承的寿命性能和可靠性成为制约航空发动机发展的重要因素。且随着主轴轴承的结构优化和动力学计算不断完善,提成轴承性能的主要手段落在了对材料性能的探索上。而当前我国主要应用的轴承钢起相变温度在800℃以上,能够避免普通轴承钢在高温工况下性能衰退的弊端,被广泛应用于航空发动机主轴轴承。通过台架试验来模拟航空发动机主轴轴承的服役环境,开展G13Cr4Mo4Ni4V和8Cr4Mo4V两种材料的滚动接触疲劳试验,是探究材料疲劳性能的一种方式。在开展滚动接触疲劳试验之前,需要完成球棒式滚动接触疲劳试验机的润滑、冷却和监测系统的改进并调整试验机的动态特性,使试验机能够可靠且稳定的开展滚动接触疲劳试验,实现球棒接触副最大赫兹接触压力为4.8GPa,转速为10000r/min的性能指标;基于Lab VIEW软件编写控制程序实现对试验机的状态监控,使试验机能够完成信号采集、数据分析和存储信号,实现对试验机异常状态和疲劳失效时的自动停机。开展8Cr4Mo4V试棒的滚动接触疲劳寿命试验,试验机运行的稳定性和可靠性较高,符合试验标准。采用改良的球棒式滚动接触疲劳试验机对G13Cr4Mo4Ni4V和8Cr4Mo4V两种轴承钢开展滚动接触疲劳试验,累积完成700h的疲劳试验,研究G13Cr4Mo4Ni4V和8Cr4Mo4V两种轴承钢在混合润滑状态下的滚动接触疲劳特性,采用扫描电子显微镜观测滚动接触疲劳失效的微观形貌,分析疲劳失效机制,并根据试验获得疲劳寿命绘制三参数Weibull分布曲线。通过建立基于晶格有限元的疲劳损伤累积模型,分析高温轴承钢在试验工况下的疲劳裂纹萌生、扩张和失效的演变过程,并开展疲劳损伤演变试验,观测试棒滚道表面与次表面的微观组织形貌,疲劳裂纹、晶粒尺寸等特征在疲劳损伤过程中的演变。